微小卫星编队飞行解析构型维持控制方法

编队构型维持是卫星编队飞行的基础.J2摄动和大气阻力是影响近地轨道卫星编队构型的主要摄动力,通常导致星间相对速度的长期变化,从而造成编队构型发生漂移.本文针对近地轨道卫星编队飞行,基于平均化的思想,采用平均相对速度表示编队构型漂移率,推导了平均相对速度与脉冲速度增量之间的解析表达式.通过引入平均相对加速度,将摄动力下的相对运动等效为匀变速直线运动.将其与单边极限环控制方法结合,提出一种基于星间测距信息的解析构型维持控制策略.仿真结果表明,该解析算法简单有效,易于工程实现,尤其适合微小卫星的星间自主控制.      

基于Frenet和改进人工势场的在轨规避路径自主规划

在轨道间机动的航天器规避空间目标,需兼顾沿转移轨道飞行的绝对运动和规避空间目标的相对运动,路径自主规划难度较大且目前国内外公开研究成果较少。针对上述问题,提出了一种将Frenet坐标系与改进人工势场相结合的在轨规避路径自主规划方法。首先,构建Frenet坐标系表述空间规避运动,解决了路径规划中航天器与既定转移轨道相对位置不易表述的难题,实现了空间规避运动的简便表示;其次,改进人工势场函数、调整势场作用区域,避免了传统人工势场法存在过早轨迹偏离以及局部震荡现象,实现了对空间目标的自主规避;最后,考虑规避安全、轨道保持、制动时效以及燃料消耗因素构建全局优化函数,能够满足不同任务的需求与偏好,实现了沿转移轨道飞行的最小偏移与快速恢复。算法比对与算例求解表明:所提方法应用优势明显,路径平滑、偏移量小,满足航天器规避空间目标的路径规划需求。      

Symmetry,reduction and relative equilibria of a rigid body in the J2 problem

The J₂ problem is an important problem in celestial mechanics, orbital dynamics and orbital design of spacecraft, as non-spherical mass distribution of the celestial body is taken into account. In this paper, the J₂ problem is generalized to the motion of a rigid body in a J₂ gravitational field. The relative equilibria are studied by using geometric mechanics. A Poisson reduction process is carried out by means of the symmetry. Non-canonical Hamiltonian structure and equations of motion of the reduced system are obtained. The basic geometrical properties of the relative equilibria are given through some analyses on the equilibrium conditions. Then we restrict to the zeroth and second-order approximations of the gravitational potential. Under these approximations, the existence and detailed properties of the relative equilibria are investigated. The orbit–rotation coupling of the rigid body is discussed. It is found that under the second-order approximation, there exists a classical type of relative equilibria except when the rigid body is near the surface of the central body and the central body is very elongated. Another non-classical type of relative equilibria can exist when the central body is elongated enough and has a low average density. The non-classical type of relative equilibria in our paper is distinct from the non-Lagrangian relative equilibria in the spherically-simplified Full Two Body Problem, which cannot exist under the second-order approximation. Our results also extend the previous results on the classical type of relative equilibria in the spherically-simplified Full Two Body Problem by taking into account the oblateness of the primary body. The results on relative equilibria are useful for studies on the motion of many natural satellites, whose motion are close to the relative equilibria.     

基于θ-D非线性控制方法的伴随轨道控制

为了实现燃料消耗最少的伴随轨道控制,研究使用θ-D次优非线性控制方法设计伴随轨道的优化控制律。相对运动模型中考虑了地球形状摄动的影响,且适用于在椭圆轨道上运行的目标航天器。采用状态变量增广法,对相对运动模型进行处理,以满足θ-D控制方法的要求。采用相对轨道要素设计了理想的基准伴随轨道。仿真计算结果表明,所设计的控制律是稳定的,能够以较少的燃料消耗实现伴随轨道的控制。     

异构多星编队的脉冲构型保持控制方法

近地轨道的双星编队通常设计具有自稳定性的编队构型参数初值，通过保持编队构型参数形成长期稳定的相对周期运动。针对编队中卫星数量增多产生的相对运动耦合问题，提出了基于Hill坐标和三角函数公式的多星相对运动分析方法。基于SAR载荷测量基线定义，结合多星编队构型参数的相对运动特性，提出了编队构型参数的设计方法，能够实现多星编队的最大有效基线组合。通过分析J2项摄动和大气阻力摄动的长期影响，研究了异构多星编队的相对运动衍化规律，提出了主从形式的脉冲偏置控制，能够有效保持针对异构多星编队设计的编队构型。通过面质比异构的四星编队控制仿真，验证了脉冲偏置控制形式下异构多星编队构型保持控制方法的有效性。     

灵巧手滚动操作的运动规划

主要研究灵巧手和物体滚动接触时运动规划,首先,介绍了空间物体曲面的表示,在此基础上建立了两刚体点接触时的运动学方程,并由点接触的运动学方程和滚动接触的约束条件得到了两刚体的滚动接触运动方程,然后,由于掌坐标,手指末端坐标,接触坐标和物体坐标之间的位置关系,推导了关节速度和物体速度之间的关系,建立了灵巧手滚动操作的运动方程,并分析了滚动操作中的物理约束,位置约束,速度的约束和方向约束及其表示,最后,     

飞行器相对姿态运动的静力学、运动学和动力学方法

文章系统地研究了飞行器相对姿态运动描述问题 ,提出了求解相对姿态运动的静力学方法、运动学方法和动力学方法 ,特别是在动力学方法中 ,提出了飞行器相对姿态运动的角加速度合成定理。所得结果可作为飞行器相对姿态运动的分析和数值仿真的理论基础 ,并为今后进一步研究飞行器相对运动制导和控制问题打下基础     

编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程；提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略，利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数，包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制，进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制，很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

大型空间站航天员出舱条件及相对运动轨迹

应用航天器近距离相对运动动力学方程,在计及空间站尺寸的条件下,研究了大型空间站航天员出舱条件及相对运动轨迹。研究表明, 当航天员在空间站的上、下表面或前表面下方、后表面上方时, 如果没有约束, 将发生自由漂移,其相对运动的轨道平面内模态为中心漂移的椭圆; 如果航天员在相应的位置上有动力 （主动） 出舱, 其相对运动的轨道平面内模态可以为直线、定常椭圆和中心漂移的椭圆, 这与把空间站简化为质点时的结果有本质差别, 因此不能再将空间站视为质点。通过改变航天员的离舱点和离舱速度, 可以改变出舱相对运动轨迹,以满足一定的舱外活动要求     

利用高斯伪谱法求解小推力伴星最优释放轨迹

针对近距离相对运动的轨道控制问题,提出用常值小推力完成最优转移的方法。基于C-W方程,推导了相对运动解析解的表达式,讨论了在无控条件下能够形成稳定绕飞构型的初始相对速度和相对位置的限制条件,以此限制条件作为终端条件,以伴星释放时近似为零的相对速度和相对位置为初始条件,建立了利用连续小推力实现的伴星释放最优控制问题的模型。选用了高斯伪谱法将最优控制问题离散化,转化成非线性规划问题并通过系列二次规划法完成求解。数值仿真算例表明,利用高斯伪谱法求解此问题可以有效地收敛到最优解。     

用 Clohessy-Wiltshire 方程求解航天员出舱运动轨迹

应用航天器相对运动动力学Ｃｌｏｈｅｓｓｙ－Ｗｉｌｔｓｈｉｒｅ方程,求出方程的分析解,研究航天员出舱后的运动轨迹。其结论可推广到对接航天器分离后的运动轨迹、卫星和运载分离后相对运动轨迹、航天器上抛射物体的相对运动轨迹     

State and disturbance estimation for test masses of drag-free satellites based on self-recurrent wavelet neural network

In recent years, the drag-free satellites have been widely used for some fundamental physical experiments, such as checking short-range effects of general relativity, geopotential determination and the exploration of static ocean current. And the space-borne detector of gravitational waves is one of the important applications for drag-free satellites in the future. In this study, the estimation of relative motion state and disturbance for test masses of drag-free satellite after release are researched. Firstly, the relative motion model between the test masses is established based on corresponding reference frames. Secondly, a self-recurrent wavelet neural network estimator is designed to estimate the pure gravitational relative motion state and disturbance for the test masses, and the sliding mode controller is used to transfer the relative motion state to the ideal state. Finally, the proposed estimation methods are verified by the simulation results.     

平均相对运动方程及其在卫星编队构型维持中的应用

针对近地轨道卫星相对运动过程中的周期变化特性,利用轨道周期平均方法给出了平均相对运动方程,并在此基础上设计了两种编队构型维持策略.首先,推导出以轨道根数差分表示的平均相对运动方程,该方程能有效消除相对运动的周期性变化.其次,针对大气阻力摄动和J2项摄动,利用轨道平均根数的线性化递推公式,给出了平均相对运动轨迹的预报方程,通过事先预报编队飞行的平均轨迹,为编队构型设计和保持控制提供参考依据.最后通过数学仿真对两种编队构型维持策略进行了验证.     

卫星相对运动的新解法

卫星相对运动的研究在航天飞行中有着较为广泛的应用价值。Ｃ－ Ｗ的解对于计算两星近距离的相对运动是很有效的, 但是, 当两星距离变大时其误差就不断地放大。文章采用一种新解法： 首先建立相对运动的解析关系; 然后利用椭圆运动的结果导出三维的近似分析解。它可以精确到偏心率和倾角差的一阶项, 而且不再包括长期误差。理论分析和数值检验的结果表明, 整个新的解的精度大大高于Ｃ－ Ｗ 解的精度。     

利用人工势函数法的卫星电磁编队控制

卫星电磁编队是指利用卫星之间相互作用的电磁力进行卫星相对运动控制,对控制律的要求主要是计算量小和能避免碰撞.以目标星对参考星的相对运动矢量作为控制对象,分析了使用电磁力控制卫星编队的可行性,结果是如果编队卫星磁矩能够任意控制,那么卫星相对运动也能完全控制.设计了人工势函数,以相对位置和相对速度矢量作为变量,人工势函数在达到控制目标时为最小值,在碰撞的位置具有局部最大值.设计的控制律能够实时调整控制参数,能够保证电磁线圈控制电流不至于饱和,以及人工势函数导数在控制过程中小于零.仿真表明,所设计的控制律能生成编队构型并避免碰撞,而且具有一定的抗干扰性.     

严格回归轨道的管道导航方法研究

分析了作为参考轨道的严格回归轨道与卫星在轨运行状态的相对运动关系,提出近地遥感卫星的管道导航方法。由于参考轨道的设计只考虑高精度的地球非球形摄动,与在轨卫星的动力学环境存在差别,这导致两者之间存在切航向漂移。基于高精度的轨道动力学模型和位置确定方法,设计了卫星与参考轨道采样点的沿航向对齐算法,从而获取了卫星相对参考轨道采样点的相位时间偏差和卫星在参考轨道编队坐标系切航向平面内的相对运动轨迹,进而引入椭圆的“最小二乘适配法”获取相对运动轨迹的特征量。所研究的管道导航方法可应用于基于GNSS测量数据的卫星自主轨迹保持。     

一种提高卫星相对轨道运动全物理仿真逼真度的新方法

现有的卫星控制系统全物理仿真很少对卫星绕地球的轨道运动进行模拟,即使在卫星间相对轨道运动的全物理仿真中也没有考虑地心引力差和惯性力项的存在,因此其逼真度受到了影响.提出一种在共面圆轨道近距离卫星相对运动全物理仿真中引入地心引力差和惯性力项的方法,提高了物理仿真实验的逼真度.     

论空间交会中的径向连续推力机动与N次推力机动

文章从相对运动和绝对运动两方面分析径向小推力连续机动在空间交会V-bar接近中的运动规律，对冲量型、连续型和N次推力三类径向推力策略的性能进行比较。径向小推力连续机动的相对运动轨迹呈“旋轮线”型式。N次机动策略变轨速度总和与冲量型转移及连续推力机动所需的变轨速度相等，轨道控制能力提高，视界角比冲量型转移的视界角小，转移时间比连续型推力所需时间减少，且能适应范围更广的推力阶。N次推力机动策略综合性能优良。     

利用大气阻力的横向编队维持控制

研究了航天器在近圆轨道面内横向固定间隔距离内伴飞编队维持问题。基于经典轨道要素偏差法分析了相对运动特性和大气阻力对相对运动的影响。根据利用大气阻力引起的横向相对运动漂移,设计了有利于长期伴飞编队维持的初始半长轴偏差和伴飞边界点的期望半长轴偏差,进一步给出了进行伴飞维持的边界点横向速度脉冲。仿真结果表明,该控制策略进行伴飞编队维持是可行的,维持所需的速度脉冲次数少、速度增量小,且算法简单,有利于航天器自主化实现。